自然超空泡与尾喷流相互作用的数值模拟

认识带尾喷流和自然超空泡的水下高速航行体流体动力特性并发展其预报与控制方法仍是水动力学领域极具挑战性的课题.本研究采用CFD方法对尾喷流和自然超空泡之间的相互作用进行了数值研究.针对发动机欠膨胀超音速喷流,采用现有实验结果验证了基于两方程湍流模型的二维轴对称流动数值模型的可靠性.尾喷流在空气和蒸汽环境中流动的数值计算结果表明,由于蒸汽环境中背压较低,欠膨胀尾喷流无法及时形成压缩波,使得蒸汽环境中尾喷流的过膨胀区和气相扩散区的体积比空气中大;尾喷流很难形成规则的激波格栅,波系结构相对简单.针对携尾喷流的平头航行体超空泡流状态的数值模拟结果表明,尾喷流注入超空泡后迅速充满航行体周围的空腔区域;尾喷流与超空泡尾迹区域形成的回射流相互作用最终导致超空泡断裂,断裂过程中伴随着燃气泡的下泄现象;受空泡壁面约束,尾喷流难以在狭窄的超空泡空腔内完全膨胀,尾喷流的激波波系结构有显著的变化:在喷嘴附近受到压缩,在远离喷嘴区域受到超空泡水汽掺混的破坏;空泡内压强基本维持在饱和蒸汽压附近,没有显著增加.

收扩喷管加小突片对尾喷流红外辐射的影响

针对收扩喷管 ,在高温 (约 64 0℃ )、高速 (超音速 )流动状态下 ,实验研究了加装小突片后对飞机发动机尾喷流红外辐射的抑制效果 ,并探讨了小突片堵塞比、小突片后倾角度等因素对红外辐射抑制特性的影响。结果表明 ,小突片对热射流的红外辐射具有明显的抑制作用 ,不仅使热射流的核心区长度大为缩短 ,而且使热射流的总体红外辐射信号大幅度下降 (在本文实验范围内 ,最大可下降约 57% )。

发动机排气系统及尾喷流的流场和红外特征数值模拟

建立了发动机排气系统及尾喷流的内外流一体化流场数值模拟计算模型，得到了发动机排气系统及尾喷流的流场．然后采用辐射传递方程（RTE）积分法研究了发动机排气系统及尾喷流的红外辐射特征，开发了相应的红外辐射特征计算源程序．程序可以计算加力和非加力两种状态下的红外光谱辐射特征，在加力状态下主要增加考虑了soot粒子的光谱吸收与发射．气体介质考虑了水蒸气、二氧化碳、一氧化碳和一氧化氮的红外光谱吸收与发射．最后给出了在光谱3～5μm范围内，某发动机在高空飞行时其排气系统及尾喷流在加力和非加力状态下的红外辐射特征的模拟结果．

火箭尾喷流对带孔平板冲击流场的数值模拟

采用计算流体力学方法 ,从雷诺平均二维非定常轴对称 N-S方程出发 ,选用 Mac Cormack有限差分格式 ,对火箭喷流进行了数值模拟 ,计算结果和实验数据吻合较好。在此基础上 ,数值模拟了火箭发射时与带孔平板形成的冲击流场 。

导弹尾喷流对机翼的气动影响

文中研究分析了无人机发射导弹时,导弹尾喷流对载机机翼的气动性能产生的影响;文中采用动态非结构网格技术,湍流模型为k-ω二方程模型,分析模拟了导弹发射初始阶段过程中不同距离对机翼气动性能的影响变化;分析结果表明,导弹发射初始阶段的尾喷流极大的改变了机翼周围的流场结构,对机翼的气动性能产生显著的影响;其研究结果对无人机的安全飞行具有一定的参考价值。

有/无尾喷流效应影响的导弹侧向喷流干扰数值研究

为研究尾喷流效应对导弹尾端直接力装置侧向喷流与主流流动干扰的影响,采用三维流场CFD仿真方法。首先,对带X形尾舵的旋转体和带发动机的旋转体进行模拟,分别证明了所采用的计算方法对侧向喷流干扰流场和发动机尾喷流求解的能力;其次,开展了侧向喷流与主流在有/无尾喷流影响下的干扰流动数值计算,研究了0°攻角情况下尾喷流给压强分布、压力系数、对称面马赫数及流线、侧向力及力矩放大因子和后弹体流场结构带来的变化。结果表明:尾喷流会大幅提高侧向喷流的效率;尾喷流不会改变侧向喷口上游的流场结构,但对弹体底部、尾舵后缘及侧向喷口下游区域的流场结构影响较大。

几何对称横向射流入射对尾喷流红外辐射特征抑制的数值研究

降低高温核心区长度是减小尾喷流红外辐射的有效途径。针对某轴对称收敛喷管,研究1种横向射流主动强化尾喷流掺混与红外抑制技术,采用横向射流技术强化外流与热喷流的掺混,通过数值模拟方法研究了2股横向射流喷射频率与流量变化对强化尾喷流掺混与红外抑制特性的影响规律。结果表明:在与横向射流流动方向垂直的探测面上尾喷流辐射强度衰降明显,探测角度为90°时红外辐射强度衰降可达48%。随着2股射流流量差的减小,强化掺混与红外抑制效果逐渐增强。

飞机尾喷流的速度场及浓度场数值模拟

提出某型号飞机的简化机身研究思路,对研究区域分区划分网格,采用相对坐标方式数值模拟了两种大气湍流尺度下,飞机在8km高度下以0.8Ma飞行时的尾喷流速度场和CO2浓度场特性。计算结果表明速度场在尾喷口衰减很快,而浓度场衰减相对较慢。远离喷口的尾喷流分布主要受大气条件如湍流、分子扩散的影响。

超音尾喷流红外抑制方案的研究

超音速发动机尾喷流的红外抑制是超音速飞行器隐身性能的重要组成部分。本文提出两种超音速尾喷流的红外抑制方案二次旋流方案与组合波瓣方案 ,并对两种方案共 7组试验件在不同的结构和二次流速度情况下进行了大量重复试验。在旋流方案试验中 ,对二次流加旋诱发大尺度流向涡进行了系统的研究 ,得到旋流角度、二次流速度等对掺混效果的影响规律 ,试验结果表明 :对于本结构方案 ,当二次流速度为 49m/s,旋流角在 3 0°左右 ,掺混效果最好 ,且随二次流流速的增加而加强。在组合波瓣方案的试验中 ,对组合波瓣用于超音尾喷流红外抑制进行了研究 ,试验结果表明可对超音尾喷流的红外起到有效的抑制作用。

航空发动机尾喷流场测试技术研究

在本文中,结合计算机控制系统,研究设计了航空发动机尾喷流场三维测试平台,实现了尾喷流场参数的测量,为尾喷流场特性的研究提供了有效的测试方法,强调了计算机测控系统在航空测试领域的重要性。

飞机尾喷流诱导速度建模与仿真

本文对飞机尾喷流诱导速度进行了仿真研究。建立了飞机尾涡模型以及尾喷口喷流模型,并仿真了飞机流场中的诱导速度。然后应用CFD(computational fluid dynamics)对飞机的流场进行计算,并将CFD计算结果与尾喷流模型计算结果进行对比。仿真对比结果表明:飞机尾后100 m区域内,尾涡模型计算结果误差较大,此时应采用CFD对尾流场进行计算;而在尾后100 m区域外尾涡模型与CFD计算结果较为一致,尾涡模型的计算结果能够达到精度要求。

尾喷流对飞机升力特性影响的研究与估算

本文对飞机低速飞行时尾部喷流对飞机机身的影响进行了定性讨论和研究 ,阐明了发动机尾喷流对飞机水平尾翼的影响。在大量实验数据基础上给出了供飞机设计者在飞机初步设计阶段使用的升力特性工程估算公式和曲线。

带折角偏流板对超音速尾喷流的影响

[目的]为研究战斗机在起飞或地面试车时偏流板的自身性能要求及其对周围流场的影响,以发动机典型轴对称收扩喷管和带折角的偏流板为研究对象,[方法]基于Fluent软件,针对喷管出口截面与不同偏流板转轴水平距离、偏流板不同偏转角和不同折角情况,对尾喷流后的偏流板前、后流场进行数值模拟,分析偏流板表面热力学参数及其周围流场的分布。[结果]结果表明,偏流板与喷管出口的水平距离越远,偏转角越小,偏流板上的压力与温度就越小;而水平距离越远,偏转角越大,偏流板周围流场速度与温度越低,折角能有效加强偏流板对尾喷流的控制导向作用,增加偏流板后方的安全区域。[结论]计算结果对偏流板的研究和设计具有一定的指导意义。

舰载机尾喷流降噪技术研究进展

为了防止舰载机的强大噪声严重危害航空母舰甲板上工作人员以及海军基地周边社区人群的健康,降低舰载机噪声始终是舰载机技术领域的重要研究课题之一。从舰载机噪声带来的影响和危害出发,阐述了尾喷流噪声在舰载机噪声中的核心地位,总结了舰载机尾喷流降噪技术的最新研究进展,提出了只有结合多种技术手段才能解决舰载机噪声问题。

航空发动机尾喷流微喷降噪技术研究进展

微喷降噪技术是最具潜力的航空发动机尾喷流气动噪声主动控制技术之一。本文回顾了采用微喷流进行航空发动机尾喷流降噪的国内外研究进展,阐述了微喷降噪技术的未来发展趋势。

尾喷流吸入对发动机进气畸变的影响

为了研究折返的尾喷流吸入对发动机进口流场畸变的影响特点,开展了发动机不同状态下的尾喷流吸入地面试验,基于测取的发动机进口温度、压力流场数据,分析了发动机进口流场温度、压力畸变特征和影响进气温度畸变强度的因素。结果表明:折返的发动机高温尾喷流吸入会在发动机进口形成明显的温度畸变,此时的发动机进口流场具有温度、压力组合畸变特征;高温尾喷流的吸入会影响发动机进口总压分布,使低压区压力有所升高,总压不均匀性降低;发动机工作状态越高、加力状态保持时间越长,发动机进口形成的温度畸变强度峰值越大;发动机进口温度场的改变滞后于油门杆的动作,是一个动态变化的流场,但尾喷流吸入造成的温升率较小。

横流注入形式对发动机尾喷流红外辐射特性影响的数值研究

针对轴对称收敛喷管,在其出口设计了横向射流装置,在保持横流总流量相同且进口总温为840K的情况下,数值模拟研究了横流不同注入形式对发动机尾喷流红外辐射的抑制效果.横流的注入能够增强尾喷流与外界气流的掺混,减小高温区长度.结果表明:周向4股注入时的掺混效果要明显弱于横流单股、双股相对注入,故其红外抑制效果也较差;在侧方探测面上,方位角大于20°时,横流单股注入与双股相对注入时的抑制效果非常接近,但后者效果稍好,其最大降幅达到71.6%;在下方探测面,两者的辐射强度均要比其在侧方探测面时大,且双股相对注入时的辐射强度与周向4股注入形式相当;在上方探测面上,相对于其他注入形式,横流单股注入时的辐射强度相对较小,最大降幅达到78.4%.

舰面飞机尾喷流对进气道温度场影响的仿真分析

舰载机在加力起飞时通过舰面安装的偏流板将高温尾喷流引向空中排出,避免了高温尾喷流损伤舰面工作人员和舰载设备,但一部分高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流受发动机抽吸作用的影响,容易被进气道吸入,导致发动机推力降低,严重时诱发发动机喘振,危害舰载机的使用安全。为了获得高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流场流动机理以及参数影响规律,采用数值仿真分析方法开展了研究。首先,通过公开的试验数据验证了仿真分析方法的准确性;然后,完成了舰面环境下某型舰载机双发尾喷流冲击偏流板后的流动机理和温度场特征分析,获得了高温气体被进气道吸入的动态流动特性和进气道出口的温升率;最后,通过研究发动机转速不对称、来流风速、尾喷口到偏流板距离等参数对进气道出口温度畸变强度的影响规律,获得了尾喷口到偏流板的距离对回流场整体强度与分布起决定作用,以及进气口的位置影响进气道抽吸流场与回流场的耦合特性这一结论。

基于微粒示踪的燃烧尾喷流速场测量方法研究

针对高温高速尾喷流场速度的快速准确测量问题,提出了一种基于微粒示踪的燃烧尾喷流速场测量方法。通过主动向尾喷流中添加具有灰体辐射特性的金属微粒,采用合适的观测参数对其进行高速成像,结合灰度分布互相关评估微粒图像的最大互相关度,从而获得流场速度。利用同轴射流火焰系统对测量方法开展了流速测试研究。结果表明,射流速度90~140m·s^(-1)内测量值与一维理论值相对偏差不超过5%,微粒吹送速度0.02~0.1m·s^(-1)下流速测量值相对偏差低于0.35%,验证了所提方法适用于类似航空发动机试车尾喷流场速度测量的应用场景。

舰载飞机发动机尾流场数值模拟

为了解舰载机在飞行甲板起飞时发动机尾喷流被喷气偏流板偏转后的流场分布情况,以国外某型舰载机和喷气偏流板为研究对象,采用三维雷诺平均Navier-Stokes方程、k-ε湍流模型和离散坐标模型(DO模型),借助计算流体动力学(CFD)技术对该舰载机起飞时的尾流场进行了三维数值模拟,空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解,时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。结果表明:喷气偏流板对尾流场起到了很好的偏转作用,尾喷流对喷气偏流板背部区域的设备和人员几乎没有影响;尾流场中的高温高压气流主要分布在喷气偏流板与喷口之间的区域,在起飞作业过程中,舰面工作人员和设施要避免进入该区域。所得结果从理论上证明了该喷气偏流板的设计方案能满足舰载机起飞的需求。